CN107444633A - 变结构垂直起降隐身飞机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了变结构垂直起降隐身飞机，涉及航空航天技术领域。包括全要素矢量推进系统和隐身系统；隐身系统包括：气道和舱门盖板；气道埋藏在飞机本体内部，气道的进、出气口分别位于机翼的前、后位置；舱门盖板位于飞机本体的腹部；垂直起降时，舱门盖板打开，变结构机构展开，推进装置推力向上；固定翼模式飞行时，舱门盖板与飞机本体机身密闭配合，变结构机构收起，推进装置与气道配合，推力向前。本发明通过采用全要素矢量推进技术实现飞机的垂直起降和高速大航程平飞，通过对应的气道、变结构机舱盖板等配合的隐身系统，实现飞机的隐身性；本发明具有垂直起降和高速大航程飞行能力、以及出色的隐身能力，且具有较高的气动效率、飞行稳定性好效率高的优势。为垂直起降隐身飞行器的设计与实现提供了新的思路。

Description

变结构垂直起降隐身飞机

技术领域

本发明属于航空航天技术领域，特别是涉及垂直起降隐身飞机。

背景技术

垂直起降飞行器是一种既能像固定翼一样具有较大的航程和较快的飞行速度，又能像直升机一样不需要专用跑道垂直起降的飞行器，因此垂直起降飞行器无论在民用还是军用领域都具有广阔的应用前景。近年来，垂直起降飞行器一直是国内外研究的热点，然而，中国在这个领域起步较晚，很多技术尚处于摸索阶段，自2015年开始，国家加大了对相关技术的研究与应用的支持力度。

现有的垂直起降飞行器方案可分以下五种：尾座式(XFV-1)、倾转翼(V22)、倾转四旋翼(中航蓝鲸)、矢量推进(F35B)、复合翼(CW30)。然而，现有方案均存在很多缺陷：1、尾座式存在很多的缺陷，最主要不同模式下，需要改变机体姿态，该方案仅停留在试验阶段；2、倾转翼起降阶段纵向稳定性较差，存在气弹稳定问题；3、倾转四旋翼飞行器存在前螺旋桨产生的滑流对后螺旋桨及机翼造成干扰，诱导系统不稳定，同时后螺旋桨的效率会大大降低等缺点；4、F35B复杂的机械结构和较差的横向稳定性，以及该方案难以在小型或民用无人机上部署，平飞阶段升力风扇属于动力累赘；5、四旋翼和固定翼飞机简单相叠加的复合翼方案，气动布局不合理，不同飞行模式下两套动力系统相互累赘，效率低下等缺陷。于是，一种取众方案之所长，克服各自方案的缺点的垂直起降飞行器方案呼之欲出。申请号为201710206087.1的中国专利公开了一种可垂直起降的变结构垂直起降飞行器，另辟蹊径提出了垂直起降飞行器的新方案，可以通过变结构的方式实现垂直起降，兼具稳定性和效率，克服了现有垂直飞行器的诸多技术难题，开辟了垂直起降飞行器的新方向。申请号为201710265188.6的中国专利公开了全要素矢量推进系统，其主要技术优势在于这种新型的矢量推进系统可以改变推力的三要素，即大小、方向以及作用点，而传统的矢量推进技术只能改变推力的大小和方向。

隐身飞机，是利用各种技术减弱雷达反射波、红外辐射等特征信息，使敌方探测系统不易发现的飞机。目前，飞机隐身的方法主要有以下三个方面：一是减小飞机的雷达反射面，从技术角度讲，其主要措施有设计合理的飞机外型、使用吸波材料、主动对消、被动对消等；二是降低红外辐射，主要是对飞机上容易产生红外辐射的部位采取隔热、降温等措施；三是运用隐蔽色降低肉眼可视度。

20世纪80年代美国研制了B-2“幽灵”战略隐身轰炸机，它的外形隐身措施更具有特色。首先，它的机身、机翼、发动机舱交接处采用弧面连接，融为一体，整个外形呈三角形飞翼结构，蒙皮表面平整，克服了雷达波绕射大的倾向。飞机上干脆不设置垂直尾翼，消除了尾翼和机身间的角反射器效应。发动机隐藏在机体内的背部，没有吊舱，机体后缘呈锯齿形，外侧机翼伸出很多。它的尾喷管呈V形，处在机体的背部，大大降低被雷达和红外探测的机会。在发动机的尾气中，还喷入氟氯硫酸液，以消除目视尾迹。另外，机身上还涂有深灰色的隐身涂料，对于雷达、红外和可见光都有隐身能力。机翼面积大，可以使机翼的前后缘都镶入厚的吸波材料。机上的各种结构都采取了隐身措施，有效地降低了被发现的概率，提高了生存能力。

然而，像B2这种具有很好隐身性能的飞机，其不具备垂直起降能力，起降需要专用的机场和跑道，在紧急情况下任何场地的迫降成为了其无法企及的梦想，同时具有隐身性能的飞机的一般采用非常规布局，无垂尾的气动布局，其稳定性就会大大折扣，特别是在起降过程中的稳定问题时常如履薄冰。

那么，设计一种具有隐身和垂直起降能力的兼具很好稳定性和气动效率的飞机一定是现在军事、国防发展迫切需要的。也是一个国家实力的象征。

发明内容

本发明的目的在于提供变结构垂直起降隐身飞机，公开了一种具有垂直起降和隐身能力的飞行器，同时具有良好的气动性能、稳定性和较高的效率，通过全要素矢量推进系统，实现飞机的垂直起降和固定翼模式的转换通过隐身系统实现飞机的隐身性能。

为解决上述技术问题，本发明是通过以下技术方案实现的：

本发明为变结构垂直起降隐身飞机，包括飞机本体，所述飞机本体包括全要素矢量推进系统和隐身系统；

所述全要素矢量推进系统包括用于提供推力的推进装置；用于控制推进装置推力方向和推力作用点的变结构机构；用于固定变结构机构的飞机本体；

其中，所述变结构机构通过改变推进装置推力相对于飞行器本体的作用点和方向实现飞机在垂直起降和水平飞行的转换；

当垂直起降时，变结构机构展开，推进装置推力垂直向上，称为垂直起降模式；

当水平飞行时，变结构机构收起，推进装置推力水平向前，称为固定翼模式；

所述隐身系统包括：气道和舱门盖板；

其中，所述气道埋藏在飞机本体内部，所述气道的进、出气口分别位于机翼的前、后；所述舱门盖板位于飞机本体的腹部；

当垂直起降模式时，舱门盖板打开，变结构机构展开；

当固定翼模式时，舱门盖板与飞机本体机身密闭配合，变结构机构收起，推进装置与气道配合。

进一步地，所述全要素矢量推进系统和隐身系统为一一对应的一组，所述的组的数量为不小于一的任意整数。

进一步地，所述气道为S形或曲线形；所述气道表面涂布有吸波涂层。

进一步地，所述飞机本体为固定翼飞机。

进一步地，所述气道的进、出气口均位于飞机本体上部。

一种飞行器，采用变结构的方式实现垂直起降和隐身功能。

本发明具有以下有益效果：

1、本发明采用全要素矢量推进技术实现飞机的垂直起降，通过相应的气道、变结构机舱盖板等配合的隐身系统，实现飞机的隐身性；具有优良的垂直起降和高速大航程飞行能力、以及出色的隐身能力，且具有较高的飞行稳定性、噪声低、气动效率更高等特点。

2、与现有垂直起降飞行器方案相比，基于全要素矢量推进技术的飞机具有一下有点

1)更好的俯仰稳定性，无气弹稳定性问题(和倾转翼V22方案比较)；

2)平飞阶段气动效率高，无气动干扰和螺旋桨滑流干扰(和倾转四旋翼方案比较)；

3)具有结构简单布局灵活，不同飞行模式下动力系统均充分利用，无动力死重(和传统矢量推进方案F35B比较)；

4)克服了复合翼方案(四旋翼和固定翼简单相加)的气动布局不合理，动力累赘，死重大的不足；

5)垂直起降和固定翼飞行模式下不需要改变机身的姿态，更加安全，对有人机更加舒适，无螺旋桨尾流对机翼产生干扰的不足(和尾座式方案比较)；

3、相对现有垂直起降飞行器具有良好的隐身能力，相对于具有隐身能力的飞行器本发明还具有垂直起降能力。

4、本发明适用于多种气动布局，特别是高度翼身融合的飞翼气动布局；

5、本发明通过变结构在不同飞行模式下实现气动效率最高，同时在不同飞行模式下，每个发动机都充分的利用，具有良好的能源效率和气动效率的优点。隐身性方面，通过隐身系统，在平飞阶段发动机隐藏在机身内部，机身下表面平滑无缝隙，具有较小的RCS，同时气道贯穿机身，进出气口在机身上部，使得本发明飞机具有较低的热可探测性。

当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有优点。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明变结构垂直起降隐身飞机的结构示意图；

图2为图1的结构侧视图；

图3为变结构垂直起降隐身飞行器的前视图；

图4为变结构垂直起降隐身飞行器的固定翼飞行模式图；

图5为图4的结构侧视图；

图6为变结构垂直起降隐身飞行器的垂直起降飞行模式图；

图7为图6的结构侧视图；

图8为过渡飞行模式变结构机构和发动机位的过渡过程示意图；

图9为舱门盖板与变结构机构配合的结构示意图；

图10为固定翼模式下变结构机构和舱门盖板配合的前视图；

附图中，各标号所代表的部件列表如下：

1-垂直起降模式发动机状态推力垂直向上，2-固定翼模式发动机状态推力向前，3-全要素矢量推进系统，4-变结构机构，5-第一副翼升降舵，6-第二副翼升降舵，7-机尾升降舵，8-舱门盖板，9-气道，10-飞机本体，11-收放起落架机构，12-后梁，13-起落架。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“开孔”、“上”、“下”、“厚度”、“顶”、“中”、“长度”、“内”、“四周”等指示方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的组件或元件必须具有特定的方位，以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

请参阅图1-3所示，本发明为变结构垂直起降隐身飞机，包括飞机本体10，飞机本体10包括全要素矢量推进系统3和隐身系统；飞机本体10采用固定翼飞翼布局飞机；飞机本体10还包括机翼、第一副翼升降舵5、第二副翼升降舵6，机尾升降舵7，舱门盖板8，气道9，收放起落架机构11，后梁12，起落架13。

全要素矢量推进系统3和隐身系统为一一对应的一组，所述的组的数量为不小于一的任意整数。

全要素矢量推进系统3具体技术参考申请号为201710265188.6的中国专利全要素矢量推进系统包括：用于提供推力的推进装置(1、2)；用于控制推进装置推力方向和推力作用点的变结构机构4；用于固定变结构机构4的飞机本体10；在垂直起降状态时提供推力的推进装置为1状态，在固定翼模式时为2状态，如图9所示，为一组旋转对称布置的变结构机构4。

推进装置包括以推动空气、水、等离子介质的发动机或火箭发动机，但不仅仅限于该发动机。

其中，变结构机构4通过改变推进装置推力相对于飞机本体10的作用点和方向实现飞机在垂直起降和水平飞行的转换；

当垂直起降时，如图6和图7所示，变结构机构4展开，推进装置推力垂直向上，称为垂直起降模式；

当水平飞行时，如图4和图5所示，变结构机构4收起，推进装置推力水平向前，称为固定翼模式；

隐身系统包括：气道9和舱门盖板8；

其中，气道9埋藏在飞机本体内部，S形气道9的进、出气口分别位于机翼的前、后，进、出气口位于机身上侧，被机身遮挡；舱门盖板8位于飞机本体的腹部；且在气道9表面布有吸波涂层。

当垂直起降模式时，舱门盖板8打开，变结构机构展开；

当固定翼模式时，舱门盖板8与飞机本体10机身密闭配合，变结构机构4收起，推进装置与气道9配合；飞机本体10在舱门盖板8合上后，下表面为平滑平整。

第一副翼升降舵5、第二副翼升降舵6和机尾升降舵7作为飞机的气动操纵面，用来控制飞机的姿态和运动状态。收放起落架机构11在垂直起降模式放下起落架13在固定翼模式下将起落架收起，通过起落架机舱盖板合上，保证起落架开口处和机身保持平滑过渡无大的裂口和缝隙。横梁12用来加强机身强度和作为全要素矢量推进系统3和机身10连接的部位，横梁12采用钛合金，具有足够的强度来抵抗扭矩、弯矩和拉力。

请参阅图4-5所示，本发明飞机在固定翼模式下的状态，发动机位于2状态，变结构机构舱门盖板8处于合上状态，机身下表面无裂口和缝隙。

从垂直起降模式到固定翼模式切换的过程：

首先，全要素矢量推进系统3的变结构机构4处于展开状态，发动机位于机身前后左右对称分布，发动机推力向上，变结构机构舱门盖板8处于打开状态，起落架13处于放下状态。飞机升空，进入模式转换，变结构机构4慢慢收起，带动发动机运动，飞机前飞速度加大，机翼气动力足够平衡重力后，发动机可以完全收起隐藏在机身内部，和气道9紧密配合连接，然后，变结构机构舱门盖板8合上，起落架13收起。模式转换完毕。

过程中通过控制发动机(1、2)的推力和气动舵面5、6、7来实现飞机的姿态平稳。

从固定翼模式到垂直起降模式切换的过程：

全要素矢量推进系统的变结构机构处于收起状态，发动机位于机身隐藏在机身内部，和气道9紧密配合连接，发动机推力向前，变结构机构舱门盖板8处于合上状态，起落架13处于收起状态。飞机具有一定的前飞速度，准备降落，进入模式转换后：首先，变结构机构舱门盖板8打开，起落架13放下，然后，变结构机构4慢慢展开，带动发动机运动离开机身10和气动9，直到变结构机构4完全展开，发动机推力垂直向上，反作用力平衡飞机重力。模式转换完毕，进一步控制飞机降落。

过程中通过控制四台发动机(1、2)的推力和第一副翼升降舵5、第二副翼升降舵6、机尾升降舵7来实现飞机的姿态平稳。

在垂直起降阶段飞机主要通过发动机的控制推力来控制飞机的姿态。

飞机垂直起降起飞后，具有一定的飞行高度，变形机构从倾转发动机具有一定的前飞推力分量，飞机加速过程中控制发动机的垂直方向的推力分量与机翼的升力之和等于飞机的重力，保证飞机的高度不变，继续加速飞行，当飞机前飞速度超过机翼的失速速度后，飞机可以通过第一副翼升降舵5、第二副翼升降舵6、机尾升降舵7来实现飞机的姿态平稳。

如图8所示，推进装置与气道9配合；舱门盖板8在飞机本体10上打开的状态，当变结构机构4慢慢收起，带动发动机运动进入飞机本体10，舱门盖板8合上，发动机与气道9同心配合。当变结构机构4在P1的位置时，飞机处于垂直起降模式，发动机方向竖直，推力竖直向上；当变结构机构4在P1.25的位置时，发动机方向发生偏转；当变结构机构4在P1.5的位置时，发动机方向偏转45°；当变结构机构4在P1.75的位置时，发动机方向继续偏转；当变结构机构4在P2的位置时，发动机方向与飞机本体10水平，此时飞机为固定翼模式。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“示例”、“具体示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

以上公开的本发明优选实施例只是用于帮助阐述本发明。优选实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施方式。显然，根据本说明书的内容，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地理解和利用本发明。本发明仅受权利要求书及其全部范围和等效物的限制。

Claims (6)

1.变结构垂直起降隐身飞机，包括飞机本体，其特征在于：所述飞机本体包括全要素矢量推进系统和隐身系统；

所述全要素矢量推进系统包括用于提供推力的推进装置；用于控制推进装置推力方向和推力作用点的变结构机构； 用于固定变结构机构的飞机本体；

其中，所述变结构机构通过改变推进装置推力相对于飞行器本体的作用点和方向实现飞机在垂直起降和水平飞行的转换；

当垂直起降时，变结构机构展开，推进装置推力垂直向上，称为垂直起降模式；

当水平飞行时，变结构机构收起，推进装置推力水平向前，称为固定翼模式；

所述隐身系统包括：气道和舱门盖板；

其中，所述气道埋藏在飞机本体内部，所述气道的进、出气口分别位于机翼的前、后；所述舱门盖板位于飞机本体的腹部；

当垂直起降模式时，舱门盖板打开，变结构机构展开；

当固定翼模式时，舱门盖板与飞机本体机身密闭配合，变结构机构收起，推进装置与气道配合。

2.根据权利要求1所述的变结构垂直起降隐身飞机，其特征在于，所述全要素矢量推进系统和隐身系统为一一对应的一组，所述的组的数量为不小于一的任意整数。

3.根据权利要求1所述的变结构垂直起降隐身飞机，其特征在于，所述气道为S形或曲线形；所述气道表面涂布有吸波涂层。

4.根据权利要求1所述的变结构垂直起降隐身飞机，其特征在于，所述飞机本体为固定翼飞机。

5.根据权利要求1所述的变结构垂直起降隐身飞机，其特征在于，所述气道的进、出气口均位于飞机本体前后上部。

6.一种飞行器，其特征在于，采用变结构的方式实现垂直起降和隐身功能。